Гиперзвуковой самолет и ракетная двигательная установка самолета

Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам. Самолет содержит фюзеляж, носовую коническую часть, крылья, стабилизаторы, топливные баки, ракетную двигательную установку и трубопроводы подвода компонентов топлива к ней. Ракетная двигательная установка установлена в задней части фюзеляжа и содержит турбонасосный агрегат, две камеры сгорания и плоское центральное тело между ними. Ракетная двигательная установка самолета содержит турбонасосный агрегат с установленными на валу крыльчатками окислителя и горючего, турбиной, пусковой турбиной и соосно установленным газогенератором и камеры сгорания. Применены две камеры сгорания, а между ними установлено плоское центральное тело. Достигается уменьшение времени разгона. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам.

Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №2010744. Корпус самолета выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 60°. Руль высоты выполнен в виде шарнирно-закрепленной передней части корпуса.

Недостаток: относительно низкая скорость полета самолета М=4…6..

Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №210407, содержащий фюзеляж, крылья стартовые и маршевые двигательные установки. Стартовые двигательные установки выполнены в виде газотурбинных двигателей - ГТД, а маршевые двигатели - в виде прямоточных двигателей, конкретно в запатентованной разработке предложено применить пульсирующие детонационные воздушно-реактивные двигатели.

Недостатки этого самолета: относительно низкая скорость полета самолета и длительное время его разгона до гиперзвуковых скоростей из-за низкой тяги ГТД.

Задачи создания гиперзвукового самолета: уменьшение времени разгона самолета до гиперзвуковых скоростей и увеличение скорости полета.

Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что гиперзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, крылья, топливные баки, маршевые прямоточные двигатели, стартовые ракетные двигатели и трубопроводы подвода компонентов топлива к ним, отличающийся тем, что стартовые ракетные двигатели выполнены работающими на компонентах жидкого топлива: окислителе и горючем, в фюзеляже установлены бак с окислителем и бак с горючим, трубопровод подвода окислителя проходит внутри бака горючего, а бак горючего соединен трубопроводами подвода горючего со всеми стартовыми ракетными двигателями, прямоточные двигатели выполнены в крыльях и соединены топливными трубопроводами с баком горючего. Стартовые ракетные двигатели выполнены с возможностью поворота и фиксации в вертикальной плоскости.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - тем, что новая совокупность существенных признаков позволила получить новый технический эффект, а именно - уменьшение времени разгона самолета до гиперзвуковых скоростей и увеличение скорости полета. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации изобретения не требуется создания новых неизвестных из уровня техники деталей и узлов и новых технологий.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1..3, где:

на фиг.1 приведена схема гиперзвукового самолета,

на фиг.2 - разрез А-А,

на фиг.3 - вид самолета сзади,

на фиг.4 - схема ракетной двигательной установки самолета.

Гиперзвуковой самолет (фиг.1) содержит фюзеляж 1, носовую коническую часть 2, крылья 3, стабилизаторы 4, установленные на осях 5 с возможностью поворота. Оси 5 соединены с приводами 6. Привод 6 соединен с блоком управления 7. В задней части фюзеляжа 1 размещена ракетная двигательная установка 8, содержащая две камеры сгорания 9 и центральное тело 10. Внутри фюзеляжа 1 установлены бак окислителя 11 с изоляцией бака 12, бак горючего 13, трубопровод окислителя 14, подсоединенный к баку окислителя 11, имеющий тепловую изоляцию 15. К баку горючего 16 в его нижней части подстыкован трубопровод горючего 16. Бак окислителя 11 соединен трубопроводом подвода окислителя 14 ракетной двигательной установкой 8. Бак горючего 13 соединен трубопроводом горючего 16 с ракетной двигательной установкой. В передней части фюзеляжа 1 находится кабина пилота 17. В носовой конической части 2 радиально установлено четыре управляющих сопла 18 (фиг.2), соединенных с дополнительным газогенератором 19 и имеющих регуляторы 20. Фюзеляж 1 самолета установлен на шасси 21 (фиг.3).

Ракетная двигательная установка 8 (фиг.4) содержит две камеры сгорания 9 и турбонасосный агрегат (ТНА) 22. Турбонасосный агрегат 22, в свою очередь, содержит установленные на валу ТНА 23 крыльчатку насоса окислителя 24, крыльчатку насоса горючего 25, пусковую турбину 26, дополнительный насос горючего 27, с валом дополнительного насоса горючего 28, соединенным мультипликатором 29, размещенным в корпусе 30 с валом ТНА 23, основную турбину 31, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 22. Газогенератор 32 установлен над основной турбиной 31 соосно с турбонасосным агрегатом 22, Камера сгорания 21 содержит сопло 33, выполненное из двух оболочек и зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 34, внутри которой выполнены наружная плита 35 и внутренняя плита 36 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 34 установлены форсунки окислителя 37 и форсунки горючего 38. Форсунки окислителя 37 сообщают полость «В» с внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 38 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 21 установлен коллектор горючего 39, от которого отходят топливопроводы 40 к нижней части сопла 33. К коллектору горючего 39 подключен выход из клапана горючего 41, вход которого трубопроводом горючего 42 соединен с выходом из крыльчатки насоса горючего 25. Выход из дополнительного насоса горючего 27 соединен топливопроводом высокого давления 43 через регулятор расхода 44, имеющий привод 45 и клапан высокого давления 46 с газогенератором 32, конкретно - с полостью «Е». Выход из крыльчатки насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 47 через клапан 48 тоже соединен с генератором 32, конкретно с его полостью «Ж». На головке 35 камеры сгорания 21 установлены запальные устройства 49, а на газогенераторе 31 - запальные устройства 50.

К пусковой турбине 26 подстыкован трубопровод высокого давления 51 с пусковым клапаном 52, предназначенный для запуска пусковой турбины 26. Другой конец трубопровода высокого давления 52 соединен с баллоном сжатого воздуха 53.

К блоку управления 21 электрическими связями 54 подключены электрозапальные устройства 49 и 50, клапан горючего 41, клапан окислителя 48, привод регулятора расхода 45, клапан высокого давления 46, пусковой клапан 52 и регулятор 55, установленный в газоводе 56 одной из камер сгорания 9.

К коллектору горючего 39 подключен продувочный трубопровод 57 с клапаном продувки 58. Камеры сгорания 9 могут быть установлены на цапфах 59 для их качания при управлении курсом самолета

Ориентировочные характеристики гиперзвукового самолета:

Скорость полета	М=12
Стартовый вес, тн	125
Тяга ракетной двигательной установки, тн	2×75
Время набора скорости М=12, сек	120

Компоненты ракетного топлива для ЖРД

Окислитель	кислород
Горючее	керосин

При запуске ракетной двигательной установки 8 с блока управления 7 подаются сигналы на пусковой клапан 52. Воздух высокого давления с наземной системы по трубопроводу высокого давления 51 подается на пусковую турбину 26 и раскручивает ротор ТНА 22. Давление окислителя и горючего на выходе из крыльчаток насосов окислителя 22 и горючего 23 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 41, 46 и 48. Окислитель и горючее поступает в камеру сгорания 21 и газогенератор 32. Подается сигнал на запальные устройства 49 и 50, топливная смесь в камере сгорания 21 и в газогенераторе 32 воспламеняется. Стартовый ракетный двигатель 4 запустился. Регулятором расхода 44 при помощи привода 45 осуществляют регулирование режима его работы.

При выключении стартового ракетного двигателя с блока управления 7 подается сигнал на клапаны 41, 46 и 48 и 55, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 52, и инертный газ по продувочному трубопроводу 51 поступает в топливный коллектор 39 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.

При старте и разгоне гиперзвукового самолета управление углами полета осуществляется рассогласованием тяги камер сгорания 9 при помощи регулятора 55, уменьшающего подачу газа из газогенератора 32 в одну из камер сгорания 9. При полете в атмосфере управление самолетом выполняет блок управления 7 при помощи приводов 6, которые отклоняют стабилизаторы 4. При полете вне атмосферы (в космосе) или в разреженной атмосфере на высоте более 200000 м запускают вспомогательный газогенератор 19 (фиг.3) и при помощи регуляторов 20 подают продукты сгорания в одно из реактивных управляющих сопел 18.

Приземление самолета осуществляется горизонтально на шасси 21.

Применение изобретения позволило следующее.

1. Повысить скорость полета гиперзвукового самолета до М=12.

2. Повысить потолок полета самолета до уровня космических высот, т.к. для его полета и управления не нужна атмосфера.

3. Ускорить процесс набора максимальной гиперзвуковой скорости.

4. Упростить схему питания топливом стартовых и маршевых двигателей.

5. Повысить надежность гиперзвукового самолета.

6. Увеличить мощность и удельные характеристики гиперзвукового самолета,

7. Уменьшить вес самолета.

8. Обеспечить надежное управление самолетом за счет применение двух систем управления: аэродинамической и газодинамической.

9. Улучшить запуск и выключение ракетной двигательной установки и обеспечить их очистку от остатков горючего после выключения продувкой полостей камер сгорания инертным газом.

1. Гиперзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, носовую коническую часть, крылья, стабилизаторы, топливные баки, ракетную двигательную установку и трубопроводы подвода компонентов топлива к ней, отличающийся тем, что ракетная двигательная установка установлена в задней части фюзеляжа и содержит турбонасосный агрегат, две камеры сгорания и плоское центральное тело между ними.

2. Гиперзвуковой самолет по п.1, отличающийся тем, что в носовой конической части радиально установлены четыре управляющих реактивных сопла, соединенных через регуляторы с вспомогательным газогенератором.

3. Ракетная двигательная установка самолета, содержащая турбонасосный агрегат с установленными на валу крыльчатками окислителя и горючего, турбиной, пусковой турбиной и соосно установленным газогенератором, соединенные газоводами с камерами сгорания, отличающаяся тем, что применены две камеры сгорания, а между ними установлено плоское центральное тело.

4. Ракетная двигательная установка самолета по п.3, отличающаяся тем, что в газоводе одной из камер сгорания установлен регулятор.